WO2009013322A1 - Kombinierte rückführ- und vorsteuerregelung zur aktiven verminderung von schwingungen bei luftfahrzeugen - Google Patents

Kombinierte rückführ- und vorsteuerregelung zur aktiven verminderung von schwingungen bei luftfahrzeugen Download PDF

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WO2009013322A1
WO2009013322A1 PCT/EP2008/059672 EP2008059672W WO2009013322A1 WO 2009013322 A1 WO2009013322 A1 WO 2009013322A1 EP 2008059672 W EP2008059672 W EP 2008059672W WO 2009013322 A1 WO2009013322 A1 WO 2009013322A1
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control
control device
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vibrations
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Andreas Wildschek
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Eads Deutschland Gmbh
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    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
    • B64C13/02—Initiating means
    • B64C13/16—Initiating means actuated automatically, e.g. responsive to gust detectors

Definitions

  • the present invention relates to a control device for actively reducing vibrations in an aircraft or a missile, comprising a feedback control device that controls at least one actuator for damping the vibrations based on vibrations in the aircraft or the missile.
  • Such control devices ensure in modern aircraft that vibrations that are excited, for example, by engines or by external influences in the aircraft, can not be further amplified due to natural resonances of the aircraft. Especially in the case of large aircraft, a significant degree of vibration can be detected without such control devices under flight conditions. Since such structural vibrations additionally burden the material of the aircraft, there is great interest in suppressing these structural vibrations.
  • DE 198 41 632 C2 discloses a method for compensating structural oscillations of an aircraft which builds a control loop from a flight control system, actuators for moving control surfaces and an inertial sensor system in conjunction with the flight behavior of the aircraft.
  • the structural vibrations are detected by means of at least one rotational rate determined in the inertial sensor technology, and the rotational rate is fed to the flight control system.
  • the flight control system then generates phase and amplitude compliant control flap movements to minimize the phases and amplitudes of the excited vibrations.
  • gust sensors are known which give a hint of external effects on the aircraft which can influence the flight behavior and structural vibrations.
  • US 2002/0171563 A1 a system for the direct detection of air turbulence on aircraft is shown.
  • the system is capable of detecting asymmetric turbulent or turbulent airflows caused by wake vortices or similar dangerous phenomena.
  • the invention has for its object to provide a device for more effective prevention or reduction of structural vibrations in an aircraft
  • control device of the type mentioned which has a pilot control device, which at least one sensor for detecting actions that can stimulate structural vibrations, and provides an additional control signal to countersteer by the actuators ,
  • the control device has the advantage that external excitations can be counteracted before they can excite structural vibrations in the body of the aircraft. Consequently, the body of the aircraft is mechanically relieved, thus increasing the life and road safety.
  • An advantageous embodiment of the invention uses such a feedforward control combined with a feedback control.
  • the senor is designed as a gust sensor. This provides the advantage that the most common external effect on aircraft, namely gusts of wind, can be detected by the control device.
  • the sensor can be an inductive sensor.
  • the senor is a combined angle of attack and gust sensor.
  • the number of openings in the outer skin of the aircraft and thus the number of aerodynamically unfavorable points on the outer skin of the aircraft is thereby reduced, since only a single sensor for measuring the angle of attack and the gust force is needed.
  • Another advantage is that the number of systems that can fail is reduced, thus improving overall reliability.
  • the pilot control device preferably has an Infinite Impulse Response Filter (MR) or a Finite Impulse Response Filter (FIR).
  • MR Infinite Impulse Response Filter
  • FIR Finite Impulse Response Filter
  • the MR or FIR filter may be adaptive.
  • control device has an addition device for adding the control signals of the feedback control device and the pilot control device, which provides a drive signal for the actuators.
  • control elements of the feedback control device and the pilot control device are combined so that only one individual control circuit is required to dampen structural vibrations and at the same time to reduce external influences.
  • Fig. 1 is a perspective view of a wind vane member according to an embodiment of the present invention
  • FIG. 2 shows a block diagram of a control circuit for damping vibration-generating effects on an aircraft and for damping structural vibrations in an aircraft body
  • FIG 4 shows an output stage of the wind vane element according to the invention.
  • a wind vane element 10 as shown in FIG. 1, has a wind vane 12 attached to an axle 14.
  • a balancing mass 16 is provided, the weight of which exerts a moment on the axis 14, which corresponds approximately to the moment which is exerted by the weight of the wind vane 12 on the axis 14.
  • the axis 14 leads to a Drehwinkelaufillon 18th
  • the Drehwinkelaufillon 18 measures the angular position of the axis 14 and thus indirectly the wind vane 12 and provides the result of this measurement at its outputs 20, 22 are available.
  • a rotation angle sensor 18 according to an embodiment of the present invention is shown in FIG. From the axis 14 jumps radially outward a bracket 24 away.
  • the bracket 24 is made of metal and immersed depending on its position more or less in the core of a coil 26 a.
  • the coil 26 is arranged along a circular line.
  • bracket 24 Since the bracket 24 is made of metal, changes by the immersion of the bracket 24 in the coil 26, an impedance Z of the coil.
  • the coil 26 is connected with the connection terminal 28 to an evaluation unit 30, as shown in FIG.
  • the evaluation unit 30 has a resonant circuit whose frequency is influenced by the impedance Z of the coil 26.
  • a frequency-independent level is generated as an output signal 32 from the generated AC voltage.
  • the evaluation unit 30 can react very quickly to changes in the impedance Z, so that the output signal 32 of the evaluation unit 30 follows the movement of the axis 14 substantially immediately.
  • the output signal 32 is decomposed by means of a low-pass filter 34 and a high-pass filter 36 into a DC component 38 (DC) and an AC component 40 (AC) and these are provided at the outputs 20, 22.
  • the AC voltage component 40 may be used as a gust reference signal, for example to operate a precontrol structure controller.
  • the DC component 38 can be used to measure the angle of attack.
  • the wind vane element 10 thus has the advantage that it can be used simultaneously both as a vane sensor up to high frequencies (50 Hz) and as a pitch angle sensor. With the reference signal obtained from the gust sensor function, turbulence-induced mechanical structure vibrations can be reduced very effectively. However, it is advisable to combine such feedforward control with active damping (feedback control) in order to achieve optimum reduction of both boom-induced and maneuver-induced structural oscillations.
  • a control loop is used to control the actuators of the aircraft, as shown in Figure 2.
  • the control loop has a feedback control device 44 and a pilot control device 46.
  • structural vibrations are measured by a sensor of the aircraft 48 and passed on to the robust feedback controller 52 in the form of the measured value 50.
  • the feedback controller 52 calculates from the measured values 50 control signals 54 for actuators of the aircraft 48, which are suitable for reducing structural oscillations of the aircraft 48.
  • the pilot control device 46 is supplied with the AC voltage component 40 of the wind vane element 10 and input into a filter 56 with an unrestricted impulse response (MR).
  • the IIR filter 56 calculates from its inputs control signals 58 that control actuators of the aircraft 48 to minimize the impact of measured gusts and turbulence on the aircraft 48.
  • the filter 56 may also be designed as an FIR filter.
  • control signals 54, 58 of feedback controller 52 and IIR filter 56 are added and passed as a control signal 64 to the aircraft 48.
  • control signal "control input” 64 results from addition of a pilot control signal and a feedback signal
  • the pilot controller IIR controller or FIR controller, expediently adaptive
  • the feedback signal comes from the "inner control loop” (44) with the robust feedback controller 52, which in turn receives its input signal derived from the sensor signals (measured value 50, for example acceleration sensors on the aircraft structure)
  • the aim of the combined feedback control is to compensate for disturbances 66 of any kind which cause structural oscillations, that is to say the measured value 50 (measurement of Structural vibrations) is minimized.
  • Structural modes of aircraft are excited by gusts and turbulent atmosphere during the flight. This burdens the structure and worsens the flight behavior.
  • the state of the art is to actively steam these structure modems by feedback control.
  • the structural vibrations can be reduced much more efficiently.
  • the wind vane 12 with balancing mass 16 follows the changes in direction of the flow (gusts and turbulence) and thereby rotates the axis 14.
  • This axis 14 is connected to the inductive Drehwinkelaufsacrificing 18, the practically without resistance, without delay and with very high resolution, the angle of rotation up to higher Measuring frequencies.
  • the signal is split into a DC component and an AC component.
  • the AC component is used as the reference signal for the gust (to operate a precontrol structure controller).
  • the DC component can be used to measure the angle of attack (parallel use as an angle of attack sensor).
  • Input control systems are very effective at reducing blast-induced structural vibrations, but can not reduce, for example, pilot-induced structural vibrations.
  • the combination of a (meaningfully adaptive) pre-control with a robust feedback damping leads to a very high control quality and allows the optimal reduction of gusting, maneuvering and otherwise (eg payload shedding) induced structural vibrations in aircraft.
  • the invention permits the optimal reduction of gust, maneuver and payload-induced structural vibrations in aircraft in all areas of the flight envelope.
  • the present invention simplifies the design of the control system, since, if appropriate, the actively feedback-damped aircraft can be taken into account in the adaptation of the precontrol.
  • the optimization of the feedback control can thus be carried out separately, in which case the pilot control can be adapted. Simultaneous optimization of feedback and feedforward control is not necessary.
  • the present wind vane element 10 acts as a vane sensor capable of providing a corresponding reference signal and, in conjunction with the control device 42, permits a substantial reduction in the structural vibrations.
  • the invention can also be used for the compensation of rigid body vibrations, such as occur in particular in flying wing aircraft and small aircraft such as drones and cruise missiles.
  • the rigid body modes of such aircraft are particularly strongly excited by gusts and turbulence.

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  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Vibration Prevention Devices (AREA)

Abstract

Die Erfindung betrifft eine Regelungsvorrichtung (42) zum aktiven Verringern von Strukturschwingungen in einem Luftfahrzeug (48), mit einer Rückführregelungseinrichtung (44), die anhand von Schwingungen in dem Luftfahrzeug (48) Aktoren zum Dämpfen der Schwingungen steuert, und eine Vorsteuerregelungseinrichtung, die einen adaptiven UR- oder FIR-Filter und wenigstens einen Sensor zum Feststellen von Einwirkungen, die Strukturschwingungen anregen können, z.B. einen Böensensor, aufweist und die ein zusätzliches Regelsignal zum Gegensteuern durch die Aktoren liefert.

Description

KOMBINIERTE RUCKFUHR- UND VORSTEUERREGELUNG ZUR AKTIVEN VERMINDERUNG VON SCHWINGUNGEN BEI LUFTFAHRZEUGEN
Die vorliegende Erfindung betrifft eine Regelungsvorrichtung zum aktiven Verringern von Schwingungen in einem Luftfahrzeug oder einem Flugkörper, mit einer Rückführregelungseinrichtung, die anhand von Schwingungen in dem Luftfahrzeug oder dem Flugkörper wenigstens einen Aktor zum Dämpfen der Schwingungen steuert.
Derartige Regelungsvorrichtungen stellen in modernen Luftfahrzeugen sicher, dass sich Schwingungen, die beispielsweise durch Motoren oder auch durch äußere Einflüsse in dem Luftfahrzeug angeregt werden, nicht aufgrund von Eigenresonanzen des Luftfahrzeugs weiter verstärken können. Insbesondere bei großen Luftfahrzeugen lässt sich ohne derartige Regelungsvorrichtungen unter Flugbedingungen eine deutliche Schwingungsausprägung nachweisen. Da solche Strukturschwingungen das Material des Luftfahrzeugs zusätzlich belasten, besteht ein großes Interesse an einer Unterdrückung dieser Strukturschwingungen.
In der DE 198 41 632 C2 ist ein Verfahren zum Kompensieren von Strukturschwingungen eines Flugzeugs offenbart, das aus einem Flugregelsystem, Stellantrieben zur Bewegung von Steuerflächen und einer Trägheitssensorik in Verbindung mit dem Flugverhalten des Luftfahrzeugs einen Regelkreis aufbaut. Dazu werden die Strukturschwingungen mittels zumindest einer in der Trägheitssensorik ermittelten Drehrate messtechnisch erfasst und die Drehrate dem Flugregelsystem zugeführt.
Das Flugregelsystem erzeugt anschließend phasen- und amplitudengerechte Steuerklappenbewegungen, um die Phasen und Amplituden der angeregten Schwingungen zu minimieren. Weiter sind aus dem Stand der Technik Böensensoren bekannt, die einen Anhaltspunkt für äußere Einwirkungen auf das Luftfahrzeug geben, welche das Flugverhalten und Strukturschwingungen beeinflussen können.
So ist in der US 2002/0171563 A1 ein System zur direkten Erfassung von Luftverwirbelungen an Flugzeugen gezeigt. Das System ist insbesondere dazu geeignet, asymmetrische verwirbelte oder turbulente Luftströmungen zu erfassen, wie sie von Wirbelschleppen oder ähnlichen gefährlichen Erscheinungen verursacht werden.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Vorrichtung zur wirksameren Vermeidung oder Verminderung an Strukturschwingungen in einem Luftfahrzeug zu schaffen,
Zur Lösung dieser Aufgabe wird gemäß Schutzanspruch 1 eine Regelungsvorrichtung der eingangs genannten Art vorgeschlagen, die eine Vorsteuer- regelungseinrichtung hat, welche wenigstens einen Sensor zum Feststellen von Einwirkungen, die Strukturschwingungen anregen können, aufweist, und die ein zusätzliches Regelsignal zum Gegensteuern durch die Aktoren liefert.
Vorteilhafte Ausgestaltungen sind Gegenstand der Unteransprüche.
Die erfindungsgemäße Regelungsvorrichtung hat den Vorteil, dass externen Anregungen entgegengesteuert werden kann, bevor sie in dem Körper des Luftfahrzeugs Strukturschwingungen anregen können. Folglich wird der Körper des Luftfahrzeugs mechanisch entlastet und somit die Lebensdauer sowie die Verkehrssicherheit erhöht.
In der nicht veröffentlichten und damit nicht zum Stand der Technik gehören- den europäischen Patentanmeldung 06 001 510 wird eine adaptive Vorsteu- erregelung beschrieben. Es wird für weitere Einzelheiten auf diese Druckschrift verwiesen.
Eine vorteilhafte Ausgestaltung der Erfindung nutzt eine solche Vorsteuerregelung kombiniert mit einer Rückführregelung.
Vorteilhaft ist der Sensor als Böensensor ausgebildet. Dies ergibt den Vorteil, dass die häufigste äußere Einwirkung auf Luftfahrzeuge, nämlich Windböen, von der Regelungsvorrichtung erkannt werden können.
Der Sensor kann ein induktiver Sensor sein.
Bevorzugt ist der Sensor ein kombinierter Anstellwinkel- und Böensensor. Die Zahl der Öffnungen in der Außenhaut des Luftfahrzeugs und somit die Zahl der aerodynamisch ungünstigen Stellen an der Außenhaut des Luftfahr- zeugs wird dadurch reduziert, da nur noch ein einzelner Sensor zur Messung des Anstellwinkels und der Böenstärke benötigt wird. Ein weiterer Vorteil besteht darin, dass die Zahl der Systeme, die ausfallen können, reduziert und somit die Zuverlässigkeit insgesamt verbessert wird.
Die Vorsteuerregelungseinrichtung weist bevorzugt einen „Infinite Impulse Response Filter" (MR) oder einen Finite Impulse Response Filter" (FIR) auf.
Der MR- oder FIR-Filter kann adaptiv ausgeführt sein.
Vorteilhaft weist die Regelungsvorrichtung eine Additionsvorrichtung zur Addition der Regelsignale der Rückführregelungseinrichtung und der Vorsteuerregelungseinrichtung auf, die ein Ansteuerungssignal für die Aktoren bereitstellt. Dadurch werden die Reglerelemente der Rückführregelungseinrichtung und der Vorsteuerregelungseinrichtung so kombiniert, dass nurmehr ein ein- zelner Regelkreis zur Dämpfung von Strukturschwingungen und gleichzeitig zur Verringerung externer Einflüsse notwendig ist.
Im Folgenden wird die Erfindung anhand der beigefügten Zeichnungen näher erläutert. Dabei zeigen:
Fig. 1 eine perspektivische Ansicht eines Windfahnenelements gemäß einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung;
Fig. 2 ein Blockschaltbild eines Regelkreises zur Dämpfung schwin- gungserzeugender Einwirkungen auf ein Flugzeug und zur Dämpfung von Strukturschwingungen in einem Flugzeugkörper;
Fig.3 eine schematische Ansicht eines berührungslosen Drehwinkelgebers gemäß einer ersten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung und
Fig. 4 eine Ausgangsstufe des erfindungsgemäßen Windfahnenelements.
Ein Windfahnenelement 10, wie es in Figur 1 gezeigt ist, weist eine Windfahne 12 auf, die an einer Achse 14 befestigt ist. Auf der der Windfahne 12 gegenüberliegenden Seite der Achse 14 ist eine Ausgleichsmasse 16 vorgesehen, deren Gewichtskraft ein Moment auf die Achse 14 ausübt, das in etwa dem Moment entspricht, das von der Gewichtskraft der Windfahne 12 auf die Achse 14 ausgeübt wird. Die Achse 14 führt zu einem Drehwinkelaufnehmer 18.
Der Drehwinkelaufnehmer 18 misst die Winkelstellung der Achse 14 und damit indirekt die der Windfahne 12 und stellt das Ergebnis dieser Messung an seinen Ausgängen 20, 22 zur Verfügung. Ein Drehwinkelaufnehmer 18 gemäß einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung ist in Figur 3 gezeigt. Von der Achse 14 springt radial nach außen ein Bügel 24 weg. Der Bügel 24 besteht aus Metall und taucht je nach seiner Position mehr oder weniger in den Kern einer Spule 26 ein. Die Spule 26 ist dazu entlang einer Kreislinie angeordnet.
Da der Bügel 24 aus Metall besteht, ändert sich durch das Eintauchen des Bügels 24 in die Spule 26 eine Impedanz Z der Spule.
Um aus dieser Impedanzänderung ein Winkelsignal zu gewinnen, wird die Spule 26 mit der Anschlussklemme 28 an eine Auswerteeinheit 30 angeschlossen, wie es in Figur 4 gezeigt ist. Die Auswerteeinheit 30 weist einen Schwingkreis auf, dessen Frequenz durch die Impedanz Z der Spule 26 be- einflusst wird. Mittels eines f/U-Konverters wird aus der erzeugten Wechsel- Spannung ein frequenzunabhängiger Pegel als Ausgangssignal 32 erzeugt.
Die Auswerteeinheit 30 kann dabei sehr schnell auf Veränderungen der Impedanz Z reagieren, so dass das Ausgangssignal 32 der Auswerteeinheit 30 der Bewegung der Achse 14 im Wesentlichen unmittelbar folgt. Das Aus- gangssignal 32 wird mit Hilfe eines Tiefpasses 34 und eines Hochpasses 36 in einen Gleichanteil 38 (DC) und einen Wechselspannungsanteil 40 (AC) zerlegt und diese an den Ausgängen 20, 22 bereitgestellt.
Der Wechselspannungsanteil 40 kann als Referenzsignal für Böen verwen- det werden, beispielsweise, um einen Vorsteuer-Strukturregler zu betreiben. Der Gleichanteil 38 kann dazu benutzt werden, den Anstellwinkel zu messen.
Das Windfahnenelement 10 hat somit den Vorteil, dass es gleichzeitig sowohl als Böensensor bis zu hohen Frequenzen (50Hz) als auch als Anstell- winkelsensor verwendet werden kann. Mit dem aus der Böensensorfunktion erhaltenen Referenzsignal können turbulenzinduzierte mechanische Strukturvibrationen sehr effektiv reduziert werden. Es empfiehlt sich allerdings, eine solche Vorsteuerung mit einer aktiven Dämpfung (Rückführregelung) zu kombinieren, um eine optimale Re- duktion von sowohl böeninduzierten als auch von manöverinduzierten Strukturschwingungen zu erreichen.
Um dies zu erreichen, wird zur Steuerung der Aktoren des Luftfahrzeugs unter anderem ein Regelkreis verwendet, wie er in Figur 2 gezeigt ist. Der Regelkreis weist dabei eine Rückführregelungsvorrichtung 44 und eine Vor- steuerregelungseinrichtung 46 auf. Im Bereich der Rückführregelungsvorrichtung 44 werden von einem Sensor des Luftfahrzeugs 48 Strukturschwingungen gemessen und in Form des Messwerts 50 an den robusten Rückführregler 52 weitergegeben. Der Rückführregler 52 errechnet aus den Messwerten 50 Steuerungssignale 54 für Aktoren des Luftfahrzeugs 48, die dazu geeignet sind, Strukturschwingungen des Luftfahrzeugs 48 zu verringern.
Der Vorsteuerregelungseinrichtung 46 wird der Wechselspannungsanteil 40 des Windfahnenelements 10 übergeben und in ein Filter 56 mit unbeschränk- ter Impulsantwort (MR) eingegeben. Das IIR-Filter 56 errechnet aus seinen Eingangssignalen Steuerungssignale 58, die Aktoren des Luftfahrzeugs 48 so steuern, dass der Einfluss der gemessenen Böen und Turbulenzen auf das Luftfahrzeug 48 minimiert wird. Das Filter 56 kann auch als FIR-Filter ausgebildet sein.
In einem Mischer 60 werden die Steuerungssignale 54, 58 von Rückführregler 52 und IIR-Filter 56 addiert und als Regelsignal 64 an das Luftfahrzeug 48 weitergegeben. Somit ergibt sich das Regelsignal „Control Input" 64 (zum Beispiel Ansteuerung von Rudern und Klappen des Flugzeugs) aus einer Addition eines Vorsteuer- und eines Rückführsignals. Der Vorsteuerregler (IIR-Controller oder FIR-Controller, sinnvollerweise adaptiv ausgeführt) erhält das Referenzsignal zum Beispiel aus dem AC-Anteil des Alpha-probe Signal (Anstellwinkelsig- nal). Das Rückführsignal stammt aus dem „inner control loop" (Rückführrege- lungseinrichtung 44) mit dem robusten Rückführregler 52 („robust feedback Controller"), der wiederum sein Eingangssignal aus den Sensorsignalen (Messwert 50, zum Beispiel Beschleunigungssensoren an der Flugzeugstruktur) bezieht. Ziel der kombinierten Rückführ-A/orsteuerregelung ist es, Stö- rungen 66 jeglicher Art, die Strukturschwingungen verursachen, zu kompensieren. Das heißt, der Messwert 50 (Messung von Strukturschwingungen) wird minimiert.
Strukturmoden von Flugzeugen werden durch Böen und turbulente Atmo- Sphäre während des Fluges angeregt. Das belastet die Struktur und verschlechtert das Flugverhalten. Stand der Technik ist es, diese Strukturmodem aktiv durch Rückführregelung zu bedampfen. Nachdem ein geeignetes Referenzsignal zur Verfügung steht, das die Böen misst, können die Strukturvibrationen allerdings wesentlich effizienter reduziert werden.
Die Windfahne 12 mit Ausgleichsmasse 16 folgt den Richtungsänderungen der Anströmung (Böen und Turbulenzen) und dreht dabei die Achse 14. Diese Achse 14 ist mit dem induktiven Drehwinkelaufnehmer 18 verbunden, der praktisch widerstandslos, ohne Zeitverzug und mit sehr hoher Auflösung den Drehwinkel bis zu höheren Frequenzen misst. Das Signal wird in einen Gleichanteil (DC) und einen AC-Anteil zerlegt. Der AC-Anteil wird als Referenzsignal für die Böen verwendet (um einen Vorsteuer-Strukturregler zu betreiben). Der DC-Anteil kann dazu benutzt werden, den Anstellwinkel zu messen (parallele Nutzung als Anstellwinkelsensor). Rückführregelungen zur aktiven Strukturdämpfung reduzieren zwar Schwingungen jeglicher Anregung, sind aber in ihrer Leistung begrenzt. Vorsteuerregelungen sind bei der Reduktion böeninduzierter Strukturschwingungen sehr effektiv, können aber zum Beispiel piloteninduzierte Strukturschwingungen nicht reduzieren. Die Kombination einer (sinnvollerweise adaptiven) Vor- Steuerregelung mit einer robusten Rückführdämpfung führt zu einer sehr hohen Regelgüte und erlaubt die optimale Reduktion von Böen-, Manöver- und sonst wie (zum Beispiel Nutzlastabwurf-) induzierten Strukturschwingungen bei Flugzeugen.
Die Erfindung erlaubt die optimale Reduktion von Böen-, Manöver- und Nutz- lastabwurf-induzierten Strukturschwingungen bei Flugzeugen in allen Bereichen der Flugenveloppe.
Die vorliegende Erfindung vereinfacht die Auslegung des Regelsystems, da gegebenenfalls bei der Adaption der Vorsteuerung das aktiv rückführbe- dämpfte Luftfahrzeug berücksichtigt werden kann. Die Optimierung der Rückführregelung kann somit getrennt erfolgen, wobei anschließend die Vorsteuerregelung adaptiert werden kann. Eine gleichzeitige Optimierung von Rückführ- und Vorsteuerregelung ist nicht notwendig.
Das vorliegende Windfahnenelement 10 wirkt als Böensensor, der dazu geeignet ist, ein entsprechendes Referenzsignal bereit zu stellen, und erlaubt in Verbindung mit der Regelungsvorrichtung 42 eine wesentliche Reduzierung der Strukturschwingungen.
Die Erfindung kann ebenso für die Kompensation von Starrkörperschwingungen verwendet werden, wie sie insbesondere in Nurflügelflugzeugen und kleinen Fluggeräten wie beispielsweise Drohnen und Marschflugkörpern auftreten. Die Starrkörpermoden solcher Fluggeräte werden insbesondere durch Böen und Turbulenzen stark angeregt. Für weitere Einzelheiten hinsichtlich einer genaueren Ausbildung eines Verfahrens und einer Vorrichtung zur Verminderung von dynamischen Strukturlasten auf ein Luftfahrzeug wird auf die nicht vorveröffentlichte PCT- Anmeldung ensprechend der EP-Anmeldenummer EP 06 001 510.4 verwie- sen. Es ist besonders bevorzugt, die hier beschriebenen Elemente bei einem solchen Verfahren und einer solchen Vorrichtung einzusetzen und entsprechend einer solchen Verwendung auszubilden.
Bezugszeichenliste Windfahnenelement Windfahne Achse Ausgleichsmasse Drehwinkelaufnehmer Ausgang Ausgang Bügel Spule Anschlussklemme Auswerteeinheit Ausgangssignal Tiefpass Hochpass Gleichanteil Wechselspannungsanteil Regelungsvorhchtung Rückführregelungseinrichtung Vorsteuerregelungseinrichtung Luftfahrzeug Messwert Rückführregler Steuerungssignale Filter Steuerungssignale Mischer Regelsignal Störungen
Impedanz

Claims

Patentansprüche
1. Regelungsvorrichtung (42) zum aktiven Verringern von Schwingungen in einem Luftfahrzeug (48) oder einem Flugkörper, mit einer Rückführ- regelungseinrichtung (44), die anhand von Schwingungen in dem Luftfahrzeug (48) oder dem Flugkörper wenigstens einen Aktor zum Dämpfen der Schwingungen steuert, gekennzeichnet durch eine Vorsteuerregelungseinrichtung (46), die wenigstens einen Sensor zum Feststellen von Einwirkungen, die Strukturschwingungen anregen können, aufweist und die ein zusätzliches Steuerungssignal (58) zum Gegensteuern durch den wenigstens einen Aktor liefert.
2. Regelungsvorrichtung (42) nach Anspruch 1 , dadurch gekennzeichnet, dass der Sensor ein Böensensor ist.
3. Regelungsvorrichtung (42) nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass der Sensor ein induktiver Sensor ist.
4. Regelungsvorrichtung (42) nach einem der voranstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der Sensor ein kombinierter Anstellwinkel- und Böensensor ist.
5. Regelungsvorrichtung (42) nach einem der voranstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Vorsteuerregelungseinrichtung (46) einen IIR-Filter aufweist.
6. Regelungsvorrichtung (42) nach einem der voranstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Vorsteuerregelungseinrichtung (46) einen FIR-Filter aufweist.
7. Regelungsvorrichtung (42) nach Anspruch 5 oder Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, dass der MR- oder FIR-Filter adaptiv ausgeführt ist.
8. Regelungsvorrichtung (42) nach einem der voranstehenden Ansprüche, gekennzeichnet durch einen Mischer (60), in dem die Steuerungssignale (54, 58) der Rückführregelungseinrichtung (44) und der Vor- steuerregelungseinrichtung (46) zur Bildung eines Regelsignals (64) für die Aktoren addiert werden.
PCT/EP2008/059672 2007-07-26 2008-07-23 Kombinierte rückführ- und vorsteuerregelung zur aktiven verminderung von schwingungen bei luftfahrzeugen WO2009013322A1 (de)

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